张红军，康宏琳

(北京空天技术研究所，北京 100074)

0 引 言

随着航空航天技术的不断发展，新一代航空航天飞行器热端部件所承受的热负荷越来越高，相应的热防护技术也面临着越来越严峻的挑战,目前常规的热防护措施已经越来越难以满足日益严峻的热防护要求。相对于普通冷却方式来说，以多孔介质为载体的发汗冷却结构形式具有冷却效率高(最大冷却能力可超过1000 MW/m2)、覆盖性能好、易于控制等优点，是目前最具有发展潜力的先进冷却方式之一[1-3]。

发汗冷却过程中冷却介质通过可渗透壁面与主流产生相互作用，在受热壁面表面形成引射介质边界层，将高温主流与壁面之间隔离开来，因而其冷却效率很高。国内外针对不同类型的发汗冷却过程开展了较为广泛的研究，Mickley等[4]经过理论分析得出了低速流动条件下引射气体边界层的无量纲摩檫系数以及传热系数理论关系式；Moffat等[5]和Anderson等[6]对低速湍流平板气体引射过程进行了系统的实验研究，并在很大的范围内考虑了注入率、抽吸率以及压力梯度等影响，实验结果表明Mickley等[4]提出的无量纲传热系数理论预测关系式与实验数据符合得很好；之后Kays等[7]更进一步分析了当注入的冷却介质与主流流体为不同气体时由于两者物性差异对壁面摩擦阻力和冷却效果的影响，结果表明异质气体发散冷却会明显改变无量纲传热系数分布，当主流流体为空气，引射气体分别为氢气和氦气时，考虑物性变化的无量纲传热系数要比常物性的小得多。……